GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.04 at α=14° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe08k-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe08k-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 8K AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.250 -0.5779 0.12671 0.12122 -0.0057 1.0000 0.2342
-6.000 -0.5630 0.12261 0.11709 -0.0038 1.0000 0.2445
-5.750 -0.5969 0.12101 0.11559 -0.0018 1.0000 0.2505
-5.500 -0.5893 0.11737 0.11196 0.0009 1.0000 0.2620
-5.250 -0.6300 0.11564 0.11027 -0.0003 1.0000 0.2688
-5.000 -0.6202 0.11204 0.10669 0.0035 1.0000 0.2841
-4.750 -0.6267 0.10899 0.10366 0.0057 1.0000 0.3011
-4.500 -0.6346 0.10612 0.10080 0.0076 1.0000 0.3184
-4.250 -0.6306 0.10260 0.09734 0.0116 1.0000 0.3380
-4.000 -0.6254 0.09981 0.09459 0.0161 1.0000 0.3629
-3.750 -0.6360 0.09709 0.09188 0.0187 1.0000 0.3875
-3.500 -0.6406 0.09462 0.08944 0.0232 1.0000 0.4198
-3.250 -0.1822 0.09147 0.08531 -0.0069 1.0000 0.9706
-3.000 -0.1920 0.08912 0.08302 -0.0036 1.0000 0.9628
-2.750 -0.2424 0.08763 0.08170 0.0085 1.0000 0.9323
-2.500 -0.2975 0.08555 0.07979 0.0198 1.0000 0.8895
-2.250 -0.3650 0.08347 0.07792 0.0319 1.0000 0.8411
-2.000 -0.4311 0.08088 0.07553 0.0427 1.0000 0.8048
-1.750 -0.4903 0.07764 0.07246 0.0518 1.0000 0.7742
-1.500 -0.5093 0.05955 0.05095 0.0017 1.0000 0.2033
-1.250 -0.4943 0.05687 0.04809 0.0036 1.0000 0.1956
-1.000 -0.4763 0.05449 0.04503 0.0057 1.0000 0.1827
-0.750 -0.4601 0.05259 0.04275 0.0077 1.0000 0.1777
-0.500 -0.4434 0.05121 0.04095 0.0097 1.0000 0.1771
-0.250 -0.4253 0.04994 0.03924 0.0114 1.0000 0.1759
1.250 -0.2704 0.04764 0.03528 0.0100 0.9997 0.1979
1.500 -0.2252 0.04868 0.03618 0.0053 0.9986 0.2076
1.750 -0.1845 0.05001 0.03748 0.0016 0.9969 0.2241
2.000 -0.1451 0.05156 0.03908 -0.0018 0.9954 0.2462
2.500 0.0102 0.05674 0.04590 -0.0248 0.9992 1.0000
2.750 0.0379 0.05873 0.04758 -0.0263 0.9956 1.0000
3.000 0.0588 0.05988 0.04855 -0.0269 0.9918 1.0000
3.250 0.0865 0.06206 0.05052 -0.0285 0.9874 1.0000
3.500 0.1049 0.06300 0.05133 -0.0287 0.9828 1.0000
3.750 0.1324 0.06523 0.05341 -0.0304 0.9776 1.0000
4.000 0.1481 0.06598 0.05407 -0.0302 0.9722 1.0000
4.250 0.1761 0.06842 0.05639 -0.0321 0.9668 1.0000
4.500 0.1896 0.06895 0.05688 -0.0315 0.9606 1.0000
4.750 0.2186 0.07167 0.05950 -0.0336 0.9553 1.0000
5.000 0.2302 0.07201 0.05983 -0.0328 0.9478 1.0000
5.250 0.2580 0.07478 0.06253 -0.0347 0.9429 1.0000
5.500 0.2697 0.07516 0.06291 -0.0340 0.9345 1.0000
5.750 0.2915 0.07732 0.06506 -0.0350 0.9295 1.0000
6.000 0.3079 0.07839 0.06613 -0.0351 0.9208 1.0000
6.250 0.3254 0.08019 0.06795 -0.0354 0.9154 1.0000
6.500 0.3451 0.08176 0.06953 -0.0361 0.9066 1.0000
6.750 0.3588 0.08324 0.07103 -0.0359 0.9006 1.0000
7.000 0.3813 0.08523 0.07307 -0.0371 0.8919 1.0000
7.250 0.3915 0.08645 0.07432 -0.0364 0.8849 1.0000
7.500 0.4187 0.08912 0.07706 -0.0384 0.8766 1.0000
7.750 0.4246 0.08983 0.07783 -0.0371 0.8679 1.0000
8.000 0.4512 0.09284 0.08092 -0.0391 0.8606 1.0000
8.250 0.4624 0.09381 0.08197 -0.0387 0.8495 1.0000
8.500 0.4736 0.09527 0.08351 -0.0383 0.8394 1.0000
8.750 0.4943 0.09773 0.08606 -0.0395 0.8305 1.0000
9.000 0.5208 0.10040 0.08884 -0.0414 0.8181 1.0000
9.250 0.5359 0.10191 0.09049 -0.0416 0.8045 1.0000
9.500 0.5524 0.10367 0.09237 -0.0421 0.7902 1.0000
9.750 0.5723 0.10575 0.09457 -0.0430 0.7749 1.0000
10.000 0.5822 0.10715 0.09609 -0.0426 0.7590 1.0000
10.250 0.6534 0.10371 0.09287 -0.0445 0.6836 1.0000
10.500 0.6993 0.10340 0.09280 -0.0459 0.6561 1.0000
10.750 0.7045 0.10437 0.09389 -0.0444 0.6350 1.0000
11.000 0.7334 0.10484 0.09456 -0.0448 0.6149 1.0000
11.250 0.7720 0.10496 0.09494 -0.0457 0.5969 1.0000
11.500 0.7773 0.10639 0.09652 -0.0444 0.5774 1.0000
11.750 0.8029 0.10660 0.09698 -0.0440 0.5565 1.0000
12.000 0.8458 0.10404 0.09473 -0.0430 0.5292 1.0000
12.750 1.0831 0.06391 0.05445 -0.0224 0.2583 1.0000
13.000 1.0726 0.06710 0.05681 -0.0185 0.2019 1.0000
13.250 1.0836 0.06871 0.05788 -0.0162 0.1671 1.0000
13.500 1.1245 0.06844 0.05728 -0.0157 0.1393 1.0000
13.750 1.1881 0.06822 0.05714 -0.0171 0.1203 1.0000
14.000 1.2605 0.06988 0.05899 -0.0204 0.1088 1.0000
14.250 1.2921 0.07269 0.06207 -0.0208 0.1032 1.0000
14.500 1.3305 0.07693 0.06650 -0.0222 0.0989 1.0000
14.750 1.3255 0.08065 0.07067 -0.0192 0.0984 1.0000
15.000 1.3143 0.08436 0.07477 -0.0160 0.0981 1.0000
15.250 1.3004 0.08828 0.07903 -0.0130 0.0981 1.0000
15.500 1.2802 0.09223 0.08329 -0.0099 0.0980 1.0000
15.750 1.2610 0.09664 0.08799 -0.0074 0.0983 1.0000
16.000 1.2417 0.10124 0.09284 -0.0054 0.0987 1.0000
16.250 1.2185 0.10600 0.09782 -0.0037 0.0989 1.0000
16.500 1.1962 0.11124 0.10327 -0.0026 0.0993 1.0000
16.750 1.1719 0.11674 0.10895 -0.0021 0.0996 1.0000
17.000 1.0347 0.13378 0.12646 -0.0086 0.1084 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)